GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 33.64 at α=8.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe324-il-100000.txt Download as CSV file: xf-goe324-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-9.000 -0.2257 0.11022 0.10555 -0.0207 0.8117 0.0716
-8.750 -0.2230 0.10818 0.10349 -0.0235 0.8045 0.0737
-8.500 -0.2294 0.10733 0.10265 -0.0311 0.7979 0.0748
-8.250 -0.2291 0.10462 0.09997 -0.0361 0.7906 0.0753
-8.000 -0.2060 0.09945 0.09473 -0.0295 0.7843 0.0766
-7.750 -0.1920 0.09631 0.09160 -0.0296 0.7766 0.0782
-7.500 -0.1828 0.09363 0.08889 -0.0306 0.7698 0.0800
-7.250 -0.1754 0.09107 0.08632 -0.0325 0.7637 0.0821
-7.000 -0.1698 0.08867 0.08395 -0.0372 0.7566 0.0846
-6.750 -0.1621 0.08721 0.08224 -0.0550 0.7512 0.0870
-6.500 -0.1502 0.08233 0.07749 -0.0494 0.7452 0.0880
-6.250 -0.1362 0.07933 0.07453 -0.0472 0.7378 0.0897
-6.000 -0.1234 0.07677 0.07192 -0.0474 0.7320 0.0922
-5.750 -0.1067 0.07412 0.06923 -0.0510 0.7253 0.0963
-5.500 -0.0853 0.07102 0.06589 -0.0608 0.7189 0.1015
-5.250 -0.0734 0.06805 0.06298 -0.0579 0.7137 0.1037
-5.000 -0.0556 0.06579 0.06073 -0.0586 0.7070 0.1080
-4.750 -0.0285 0.06343 0.05801 -0.0661 0.7005 0.1167
-4.500 -0.0150 0.06039 0.05503 -0.0641 0.6955 0.1191
-4.250 0.0049 0.05833 0.05299 -0.0647 0.6884 0.1244
-3.750 0.0481 0.05372 0.04812 -0.0675 0.6775 0.1390
-3.500 0.0741 0.05192 0.04611 -0.0703 0.6712 0.1516
-3.250 0.0946 0.05005 0.04428 -0.0702 0.6645 0.1596
-3.000 0.1168 0.04798 0.04205 -0.0706 0.6599 0.1726
-2.750 0.1395 0.04637 0.04035 -0.0713 0.6543 0.1895
-2.500 0.1615 0.04494 0.03893 -0.0718 0.6473 0.2094
-2.250 0.1825 0.04352 0.03742 -0.0716 0.6428 0.2430
-2.000 0.2007 0.04199 0.03588 -0.0702 0.6393 0.2811
-1.750 0.2181 0.04099 0.03508 -0.0697 0.6316 0.3210
-1.500 0.2375 0.04006 0.03416 -0.0684 0.6263 0.3702
-1.250 0.2534 0.03798 0.03218 -0.0656 0.6227 0.4149
-1.000 0.2726 0.03676 0.03103 -0.0641 0.6181 0.4547
-0.750 0.2978 0.03601 0.03031 -0.0651 0.6112 0.4763
-0.500 0.4002 0.03578 0.02736 -0.0757 0.6067 0.1482
-0.250 0.4304 0.03396 0.02526 -0.0749 0.6037 0.1280
0.000 0.4575 0.03390 0.02497 -0.0753 0.5970 0.1181
0.250 0.4843 0.03382 0.02477 -0.0753 0.5914 0.1129
0.500 0.5126 0.03295 0.02375 -0.0746 0.5878 0.1082
0.750 0.5421 0.03215 0.02268 -0.0735 0.5851 0.1040
1.000 0.5635 0.03327 0.02386 -0.0743 0.5768 0.1024
1.250 0.5895 0.03319 0.02375 -0.0739 0.5721 0.1019
1.500 0.6173 0.03248 0.02305 -0.0730 0.5690 0.1044
1.750 0.6456 0.03180 0.02233 -0.0719 0.5667 0.1088
2.000 0.6602 0.03390 0.02464 -0.0730 0.5564 0.1110
2.250 0.6877 0.03348 0.02413 -0.0719 0.5527 0.1147
2.500 0.7185 0.03261 0.02314 -0.0708 0.5502 0.1227
2.750 0.7322 0.03481 0.02548 -0.0716 0.5400 0.1336
3.000 0.7651 0.03228 0.02490 -0.0711 0.5361 1.0000
3.250 0.7971 0.03163 0.02382 -0.0698 0.5336 1.0000
3.500 0.8075 0.03416 0.02639 -0.0701 0.5236 1.0000
3.750 0.8353 0.03402 0.02607 -0.0693 0.5194 1.0000
4.000 0.8679 0.03324 0.02509 -0.0683 0.5169 1.0000
4.250 0.8739 0.03621 0.02817 -0.0686 0.5065 1.0000
4.500 0.9028 0.03589 0.02774 -0.0678 0.5026 1.0000
4.750 0.9371 0.03489 0.02659 -0.0669 0.5003 1.0000
5.000 0.9721 0.03389 0.02543 -0.0660 0.4983 1.0000
5.250 0.9706 0.03745 0.02919 -0.0660 0.4857 1.0000
5.500 1.0077 0.03614 0.02775 -0.0652 0.4836 1.0000
5.750 1.0441 0.03502 0.02650 -0.0645 0.4816 1.0000
6.000 1.0383 0.03885 0.03055 -0.0642 0.4688 1.0000
6.250 1.0781 0.03726 0.02884 -0.0635 0.4668 1.0000
6.500 1.0682 0.04134 0.03310 -0.0629 0.4541 1.0000
6.750 1.1098 0.03953 0.03121 -0.0621 0.4520 1.0000
7.000 1.1512 0.03788 0.02945 -0.0616 0.4499 1.0000
7.250 1.0388 0.05359 0.04555 -0.0620 0.4209 1.0000
7.500 1.1210 0.04672 0.03861 -0.0599 0.4261 1.0000
7.750 1.1981 0.04126 0.03300 -0.0594 0.4292 1.0000
8.000 1.1972 0.04386 0.03570 -0.0583 0.4196 1.0000
8.250 1.2490 0.04121 0.03297 -0.0581 0.4178 1.0000
8.500 1.3018 0.03870 0.03030 -0.0582 0.4157 1.0000
8.750 1.1957 0.05159 0.04359 -0.0556 0.3965 1.0000
9.000 1.2686 0.04665 0.03861 -0.0549 0.3963 1.0000
9.250 1.2179 0.05446 0.04652 -0.0542 0.3844 1.0000
9.500 1.3053 0.04759 0.03963 -0.0531 0.3850 1.0000
9.750 1.3911 0.04227 0.03416 -0.0542 0.3837 1.0000
10.000 1.2485 0.05912 0.05129 -0.0523 0.3671 1.0000
10.250 1.3419 0.05085 0.04302 -0.0504 0.3679 1.0000
10.500 1.4533 0.04353 0.03553 -0.0521 0.3669 1.0000
10.750 0.8711 0.12994 0.12246 -0.0745 0.3541 1.0000
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 324 (HANSA-BRANDENBURG) AIRFOIL (goe324-il)